DOI 10.2478/jok-2020-0034
Michał JÓŹKO, Jakub WŁODARCZYK
Air Force Institute of Technology (Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych)
THE ENVIRONMENTAL RESEARCH OF THE
PNEUMATIC PARACHUTE RESCUE SYSTEM FOR
UAV VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING
Badania środowiskowe pneumatycznego
spadochronowego systemu ratunkowego dla BSP pionowego
startu i lądowania
Abstract: The subject of the article is the environmental research of the Pneumatic Para-chute Rescue System (PPRS) for an unmanned aerial vehicle, in which the paraPara-chute will be initiated from the reservoir by means of compressed carbon dioxide (CO2) stored in a special chamber.The research team has developed a program for researching the natural environment to simulate the conditions that may occur during the operation of an unmanned aerial vehicle and thus the Pneumatic Parachute Rescue System. UAV emergency scenarios were developed in which the developed rescue system should operate.
Keywords: parachute, UAV, environmental research
Streszczenie: Przedmiotem artykułu są badania środowiskowe Pneumatycznego Spado-chronowego Systemu Ratunkowego (PSSR) dla bezzałogowego statku powietrznego, w któ-rym wyrzucenie spadochronu z zasobnika inicjowane jest za pomocą sprężonego dwutlenku węgla (CO2), zmagazynowanego w specjalnej komorze. Zespół badawczy opracował pro-gram badań środowiskowych, mających na celu zasymulowanie warunków, jakie mogą zaistnieć w trakcie eksploatacji bezzałogowego statku powietrznego i co za tym idzie Pneu-matycznego Spadochronowego Systemu Ratunkowego. Przygotowano scenariusze sytuacji awaryjnych BSP, dla których opracowany system ratunkowy powinien być skuteczny.
1. Introduction
The development of unmanned aerial vehicles (UAVs) is an important problem to increase the safety level of unmanned rotor platforms. Currently unmanned operators in the Polish airspace they are not formally obliged to use parachute rescue systems.
The development trend is increasing the level of safety in the commercial use of unmanned rotor platforms. Currently, unmanned aerial vehicle users operating in the Polish airspace are still not formally obliged to use parachute rescue systems. This situation is not favorable from the point of view of the safe use of unmanned platforms. For example, in France such systems are required. The French Civil Aviation Authority - CAA already issued a regulation on the safe operation of unmanned aircraft for professionals in 2017.
The analysis of the content of this document shows that every UAV operator who operates an aircraft with a mass exceeding 2 kg is obliged to install an emergency parachute landing system, together with an acoustic system warning against collision with the ground. According to the ordinance of the French Civil Aviation Authority, the kinetic energy of UAV at the time of falling to the ground cannot exceed 69J [6]. Countries such as Chile, Peru, Dominican Republic and Switzerland, following the example of France, imposed on the user the obligation to install emergency parachute landing systems to increase safety [1].
The Swiss post has been using drones to provide parcel delivery services since the second quarter of 2018. Flights are made between hospital departments where blood samples are transported. During one such flight an air accident happened. On January 25, 2019, a UAV weighing about 10 kg carrying laboratory samples across Lake Zurich was forced to initiate a controlled emergency landing and landed on the water. The Swiss Transport Safety Council (STSB) has determined the cause of the incident. According to the final STSB report, this short circuit led to a BSP emergency landing. Safety mechanisms worked properly, UAV initiated the emergency landing itself. To this end, UAV stops the engines and opens the parachute. The drone descends to the ground, emitting a high sound and bright flashing lights.
Observing the global directions of legislative work, there is a high probability that the Polish Civil Aviation Authority will oblige operators to install systems allowing for safe emergency landing of unmanned aircraft.
2. Pneumatic parachute rescue system
The idea of the project implemented since 2018 at ITWL was to design, manufacture and test a Pneumatic Parachute Rescue System (PPRS) for an unmanned aerial vehicle. The project was implemented thanks to funds obtained from the Ministry of Science and Higher Education intended for young scientists.
The essence of the concept of the system lies in the fact that the rescue parachute is thrown from the container using compressed gas (carbon dioxide – CO2). The trigger
mechanism of the PPRS in which part of the drive is electric servo via the conversion of rotary motion to linear causes to put pressure the firing pin on the valve of the chamber. The pressure of the spire on the valve is the opening of the compressed gas chamber. After filling the reservoir with expanded gas, the parachute follows. The research problem concerns the practical integration of mechatronic systems for use in a specific flying facility (multicopter) with strictly defined volatile and technical characteristics. The construction of the gas ejector was presented on the cross-section of the model made in Solid WORKS software (fig. 1) [2,3,6,7]. GAS CHAMBER HOUSING PISTON SPRING RETAING BALLS SLEEVE BASE
Fig. 1. Cross section of gas ejector model with marked elements [6]
3. Assumptions for environmental research
Determination of the environmental working conditions of the PPRS in the aspect of safety of its use on BSP vertical take-off and landing (multi-rotor BSP). Environmental tests were carried out based on the military standard NO-06-A107: 2005. The scope of research included: determining the resistance of PPRS to changes in temperature, pressure and humidity. The research method consists in simulating working conditions in an environment with variable temperature, pressure and humidity in a climatic chamber and determining whether the rescue system will work properly under these conditions.
Tests of resistance to environmental factors were carried out at the ITWL Mechanical and Climate Exposure Laboratory. The laboratory is accredited by the Polish Center for Accreditation with the number AB 133 (accreditation since 1997) and accreditation in the field of Defense and Security (accreditation since 2008) with the number 10 / MON / 2017. The laboratory's activity is based on conducting tests of resistance and durability of aviation equipment to the impact of environmental factors. The technical data of the chambers used during the tests are presented in table 1.
Table 1 Technical data of equipment used during tests
TEST CHAMBER 1
Type Angelantoni CH1200 TC VT 5L
Manufacturer Angelantoni Industrie SpA (Italy)
Dimensions of the test chamber 1000x1070x1140 mm
Temperature range from -70°C to +180°C
Relative humidity range from 3% to 98%
TEST CHAMBER 2
Type Angelantoni UY 1000 C
Manufacturer Angelantoni Industrie SpA (Italy)
Dimensions of the test chamber 1000x1000x1000mm
Temperature range from -70°C to +100°C
Lowered pressure down to 20 hPa
Relative humidity range from 20% to 95%
During the PSSR research on the impact of environmental factors, the following were adopted:
– increased ambient temperature during operation – +40°C and +50°C, – reduced ambient temperature during operation – 0°C, -20°C and -40°C, – normal ambient temperature during operation – +20 °C,
– resistance to increased humidity – above 90% relative humidity at +25°C, without condensation,
– reduced pressure resistance – 467 hPa.
1. UAV emergency scenarios have been developed for which the PPRS should be effective.
2. The accredited laboratory simulated environmental conditions that may occur during the implementation of this type of mission.
3. The parachute ejection energy was determined based on the shooting test.
Based on literature [5,8] and own experience, the research team formulated four basic flight scenarios for unmanned aerial vehicle vertical takeoff and landing. Environmental research was intended to simulate the working conditions of the PPRS in the following situations a UAV flight equipped with PPRS:
1. Unmanned aircraft flight at a given temperature in the range of -40°C to +50°C. 2. Unmanned aircraft flight at high altitude at reduced pressure.
3. Flight in tropical conditions, i.e. at a temperature of +25°C and relative humidity of 96% and at a temperature above +50°C and humidity relative 98%.
4. Flight at a reduced temperature of -20°C, then BSP crossing a rain cloud and flight again at a reduced temperature of -20°C.
4. Results
The first part of the research focused on simulating temperature conditions (scenario No. 1), and then checking whether the system would function properly. According to the research methodology described in military standards A107:2005 and NO-06-A103:2005 each temperature test lasted at least 2 hours (requirement for devices whose weight does not exceed 2 kg). A series of tests were carried out in the range from -40°C to +50°C which is illustrated by charts from the climate chamber registration system (figs. 3 and 4).
Fig. 3. Climate exposure -40°C
Fig. 4. Climate exposure +50°C
In the next research step, the PPRS was exposed to reduced pressure (scenario 2). Based on the defense standard NO-06-A103:2005, the maximum value of the environmen-tal factor was 467 hPa, which corresponds to using the device at an altitude of up to about 6000 meters above sea level. The illustration of the sample is the figure below (fig. 5)
Fig. 5. Exposure to reduced pressure 467 hPa
Then flights were simulated in "tropical" climate conditions (scenario No. 3), which is reflected in figs. 6 and 7.
Fig. 7. Exposure to elevated relative humidity of 98% at a temperature above 50°C
The last stage of the research was to simulate flights in which ice may occur in the device (scenario 4). The device was exposed to low temperature, then a spray of water was applied to the device with the sprayer and the device was exposed to low temperature again. The external appearance of the device after the test is shown in fig. 8.
Fig. 8. View of the PPRS after the test according to scenario No. 4
In order to determine whether the system is sensitive to any of the environmental factors tested and to confirm that the PPRS works effectively in the assumed conditions,
a test stand has been developed to determine the speed of launching the parachute along with recording movement parameters (fig. 9) [4].
Fig. 9. Test stand for determining the speed of parachute launch’
Each time after performing environmental exposure, the PPRS was tested at a previously prepared stand. The whole attempt was recorded, and then in the program for frame-by-frame analysis of the image, the time in which the parachute covered the distance of 5 meters was determined. On this basis, the average parachute speed was determined for each of the shots from the relationship (1):
(1) 𝑉 =𝑠
𝑡 where:
s – path of the parachute after launch – 5 m; t – time needed for parachute to overcome 5 m.
The kinetic energy of the parachute was determined from the results obtained and based on the relationship (2).
The results of calculations of the kinetic energy of the parachute for various temperature exposures are summarized in table 2.
Table 2 Calculation results of the kinetic energy of the parachute depending on the
temperature Temperature [oC] Gas mass [g] Time [s] Average Speed [m/s] Kinetic energy [J] 1 -40 1,99 0,31 16,13 27,52671602 2 -30 2,00 0,3 16,66 29,36538248 3 -20 2,06 0,3 16,66 29,36538248 4 -10 2,15 0,3 16,66 29,36538248 5 0 2,06 0,26 19,23 39,12408882 6 20 2,04 0,245 20,4 44,029728 7 40 2,01 0,235 21,77 50,14210082 8 50 2,03 0,2 25 66,125
Environmental studies have shown that PPRS is temperature sensitive, as illustrated in fig. 10. At the same time, it should be recognized that in the entire temperature range examined, kinetic energy is sufficient for effective operation of the device.
Fig. 10. Graph of kinetic energy dependence on temperature
In addition, the results of shooting in the remaining exposure cases, i.e. at reduced pressure and increased humidity, were analyzed. The research team did not note in the tested range of system sensitivity to both reduced pressure and increased humidity.
Ek= 0,0042T2+ 0,3432T+ 35,037 R² = 0,9494 0 10 20 30 40 50 60 70 80 -50 -30 -10 10 30 50 70 Ek [J] T[oC]
5. Conclusions
Tests in simulated laboratory conditions have shown that the PPRS works correctly in the temperature range from -20oC to + 50oC, relative humidity 98% and at reduced pressure to 467 hPa. During research in the climatic chamber it was found that the Pneumatic Parachute Rescue System is suitable for use on BSP for vertical take-off and landing.
6. References
1. Biała Księga Rynku Bezzałogowych Statków Powietrznych, Ministerstwo Infrastruktury, Warszawa, luty 2019.
2. Grymek S.: Modele strumienia powietrza w pneumatyce. Politechnika Gdańska, Gdańsk 2012.
3. Jastrzębski G.: Description of the pneumatic work cycle of the starting unit of the UAV launcher. Journal of KONES, tom 4, nr 24, 2017.
4. Jastrzębski G.: Impact of opening time of the take-off pneumatic luncher main valve on take-off pressure losses. Journal of KONES, tom 23, nr 4, 2016.
5. Nawrat A.: Modelowanie i sterowanie bezzałogowych obiektów latających. Wydawnictwo Politechniki Śląskiej, 2009.
6. Szczepaniak P., Jóźko M., Włodarczyk J.: Koncepcja pneumatycznego spado-chronowego systemu ratunkowego dla BSP pionowego startu i lądowania. Journal of KONBiN, vol. 49, iss. 2, 2019, DOI 10.2478/jok-2019-0026.
7. Szejnach W.: Napędy i sterowanie pneumatyczne. Wydawnictwo Naukowo- -Techniczne, 1997.
8. Tomaszek H., Żurek J., Jasztal M.: Prognozowanie uszkodzeń zagrażających bezpieczeństwu lotów statków powietrznych. Wydawnictwo Naukowe Instytutu Technologii Eksploatacji – PIB, 2008.
BADANIA ŚRODOWISKOWE PNEUMATYCZNEGO
SPADOCHRONOWEGO SYSTEMU RATUNKOWEGO
DLA BSP PIONOWEGO STARTU I LĄDOWANIA
1. Wprowadzenie
Wraz z rozwojem bezzałogowych statków powietrznych (BSP) coraz bardziej istot-nym stał się rozwój zwiększania poziomu bezpieczeństwa wirnikowych platform bezzało-gowych. Obecnie użytkownicy bezzałogowców, operujący w polskiej przestrzeni powietrz-nej nie są formalnie zobligowani do wykorzystania spadochronowych systemów ratunko-wych. Sytuacja ta nie jest korzystna z punktu widzenia bezpieczeństwa użytkowania plat-form bezzałogowych. Dla przykładu we Francji wymagane są tego typu systemy. Francuski Urząd Lotnictwa Cywilnego – CAA już w 2017 r. wydał Rozporządzenie dotyczące bez-piecznej eksploatacji bezzałogowych statków powietrznych dla profesjonalistów. Z analizy treści tego dokumentu wynika, że każdy operator BSP, który operuje statkiem powietrznym o masie przekraczającej 2kg, jest zobligowany do montażu systemu awaryjnego lądowania na spadochronie, wraz z systemem akustycznym ostrzegającym przed kolizją z ziemią. We-dług rozporządzenia Francuskiego Urzędu Lotnictwa Cywilnego energia kinetyczna BSP w chwili upadku na ziemię nie może przekroczyć 69J [6]. Takie kraje jak: Chile, Peru, Dominikana czy Szwajcaria za przykładem Francji nałożyły na użytkownika obowiązek montażu systemów awaryjnego lądowania na spadochronie w celu zwiększenia poziomu bezpieczeństwa [1].
Szwajcarska poczta od II kwartału 2018 r. wykorzystuje drony do świadczenia usługi dostawy przesyłek. Loty wykonywane są pomiędzy oddziałami szpitali, gdzie transporto-wane są próbki krwi do badań. Podczas jednego z takich lotów zdarzył się wypadek lotni-czy. 25 stycznia 2019 r., BSP o masie ok. 10 kg, niosący próbki laboratoryjne przez Jezioro Zuryskie został zmuszony do zainicjowania kontrolowanego lądowania awaryjnego i wy-lądował na wodzie. Szwajcarska Rada ds. Bezpieczeństwa Transportu (STSB) ustaliła przy-czynę incydentu. Według raportu końcowego STSB to zwarcie doprowadziło do awaryj-nego lądowania maszyny. Mechanizmy bezpieczeństwa zadziałały prawidłowo, BSP sam zainicjował awaryjne lądowanie. W tym celu BSP zatrzymuje silniki i otwiera spadochron. Dron opada ku ziemi, emitując wysoki dźwięk oraz jasne migające światła.
Obserwując światowe kierunki prac legislacyjnych istnieje duże prawdopodobień-stwo, że polski Urząd Lotnictwa Cywilnego zobliguje operatorów do montażu systemów pozwalających na bezpieczne awaryjne lądowanie bezzałogowego statku powietrznego.
2. Pneumatyczny spadochronowy system ratunkowy
Ideą projektu realizowanego od 2018 r. w ITWL było zaprojektowanie, wykonanie i badania Pneumatycznego Spadochronowego Systemu Ratunkowego (PSSR) dla bezzało-gowego statku powietrznego. Projekt realizowany był dzięki środkom pozyskanym z Mini-sterstwa Nauki i Szkolnictwa Wyższego przeznaczonych dla młodych naukowców.
Istota koncepcji systemu polega na tym, że spadochron ratunkowy wyrzucany jest z zasobnika za pomocą sprężonego gazu (dwutlenku węgla – CO2). Mechanizm wyzwalania PSSR, w którym elementem napędowym jest serwomechanizm elektryczny poprzez układ zamiany ruchu obrotowego na liniowy, powoduje wywarcie nacisku iglicy na zawór komory CO2. Efektem nacisku iglicy na zawór jest otwarcie komory ze sprężonym gazem. Na chwilę po wypełnieniu zasobnika spadochronowego rozprężonym gazem następuje wyrzut spadochronu ratunkowego. Budowa wyrzutnika gazowego została zaprezentowana na przekroju modelu wykonanego w oprogramowaniu Solid WORKS (rys. 1) [2,3,6,7].
Rys. 1. Przekrój przez model wyrzutnika gazowego z oznaczonymi elementami [6]
Widok całego systemu przedstawia rys. 2.
KOMORA GAZOWA OBUDOWA TŁOK SPRĘŻYNA KULKI OPOROWE TULEJA PODSTAWA
3. Założenia do badań środowiskowych
Problemem badawczym było określenie środowiskowych warunków pracy PSSR w aspekcie bezpieczeństwa jego użytkowania na BSP pionowego startu i lądowania (wie-lowirnikowe BSP). Badania środowiskowe przeprowadzono w oparciu zarówno o wiedzę ekspercką, jak i o normę wojskową NO-06-A107:2005. Zakres badań obejmował określenie odporności PSSR na zmiany temperatury, ciśnienia i wilgotności. Metoda badawcza polega na symulowaniu warunków pracy w środowisku ze zmienną temperaturą, ciśnieniem i wil-gotnością w termobarokomorze oraz określeniu, czy system ratunkowy będzie w tych wa-runkach działał prawidłowo.
Badania odporności na oddziaływania czynników środowiskowych zostały przepro-wadzone w Laboratorium Narażeń Mechanicznych i Klimatycznych ITWL. Labo-ratorium posiada akredytację Polskiego Centrum Akredytacji o numerze AB 133 (akredytacja od 1997 r.) oraz akredytację w zakresie Obronności i Bezpieczeństwa (akredytacja od 2008 r.) o numerze 10/MON/2017. Działalność Laboratorium opiera się na prowadzeniu badań odporności i wytrzymałości urządzeń lotniczych na oddziaływanie czynników środowiskowych. Dane techniczne komór użytkowanych podczas badań przedstawiono w tabeli 1.
Tabela 1 Dane techniczne wyposażenia używanego podczas badań
KOMORA KLIMATYCZNO - WIBRACYJNA
Typ Angelantoni CH1200 TC VT 5L
Producent Angelantoni Industrie SpA (Włochy)
Wymiary komory prób 1000x1070x1140 mm Zakres temperatury od -70°C do +180°C Zakres wilgotności względnej od 3% do 98%
KOMORA BAROKLIMATYCZNA
Typ Angelantoni UY 1000 C
Producent Angelantoni Industrie SpA (Włochy)
Wymiary komory prób 1000x1000x1000mm Zakres temperatury od -70°C do +100°C
Obniżone ciśnienie do 20 hPa
Zakres wilgotności względnej od 20% do 95%
Podczas badań PSSR na oddziaływania czynników środowiskowych przyjęto: – podwyższoną temperaturę otoczenia podczas pracy – +40°C oraz +50°C, – obniżoną temperaturę otoczenia podczas pracy – 0°C, -20°C oraz -40°C, – normalna temperatura otoczenia podczas pracy – +20°C,
– odporność na zwiększoną wilgotność – powyżej 90% wilgotności względnej przy temperaturze +25°C, bez kondensacji,
Badania zostały przeprowadzone według następujących kroków:
1. Opracowano scenariusze sytuacji awaryjnych BSP, dla których PSSR powinien być skuteczny.
2. W laboratorium akredytowanym symulowano warunki środowiskowe, mogące wy-stąpić podczas realizacji tego typu misji.
3. Wyznaczono energię wyrzutu spadochronu w oparciu o próbę strzelań.
Zespół badawczy na podstawie literatury [5,8] oraz własnego doświadczenia sformu-łował cztery podstawowe scenariusze lotu bezzałogowego statku powietrznego pionowego startu i lądowania. Badania środowiskowe miały na celu zasymulowanie warunków pracy PSSR w następujących sytuacjach lotu BSP wyposażonego w PSSR:
1. Lot bezzałogowego statku powietrznego przy danej temperaturze w zakresie od -40°C do +50°C.
2. Lot bezzałogowego statku powietrznego na dużych wysokościach przy obniżonym ciśnieniu.
3. Lot w warunkach tropikalnych, tj. przy temperaturze +25°C i wilgotności względ-nej 96% oraz przy temperaturze powyżej +50°C i wilgotności względwzględ-nej 98%. 4. Lot przy obniżonej temperaturze -20°C, następnie przejście BSP przez chmurę
deszczową oraz ponowny lot w obniżonej temperaturze -20°C.
4. Wyniki badań
Pierwsza część badań skupiała się na zasymulowaniu warunków temperaturowych (scenariusz nr 1), a następnie sprawdzenie, czy system będzie funkcjonował prawidłowo. Zgodnie z metodologią badań opisaną w normach wojskowych NO-06-A107:2005 oraz NO-06-A103:2005 każda próba temperaturowa trwała co najmniej 2 godziny (wymóg dla urządzeń, których waga nie przekracza 2 kg). Przeprowadzono szereg testów w zakresie od -40°C do +50°C czego zobrazowaniem są wykresy z systemu rejestracji komór klimatycz-nych (rys. 3 i 4).
Rys. 3. Narażenie klimatyczne -40°C
Rys. 4. Narażenie klimatyczne +50°C
W kolejnym kroku badawczym PSSR został poddany narażeniu na obniżone ciśnienie (scenariusz nr 2). Na podstawie normy obronnej NO-06-A103:2005 jako maksymalna war-tość czynnika środowiskowego przyjęto warwar-tość 467 hPa, co odpowiada użytkowaniu urzą-dzenia na wysokości do około 6000 metrów n.p.m. Zobrazowaniem próby jest rysunek znajdujący się poniżej (rys. 5):
Rys. 5. Narażenie na obniżone ciśnienie 467 hPa
Następnie symulowano loty w warunkach „tropikalnych” (scenariusz nr 3), czego od-zwierciedleniem są rys. 6 i 7.
Rys. 7. Narażenie na podwyższoną wilgotność względną 98% przy temperaturze powyżej 50°C
Ostatnim etapem badań było zasymulowanie lotów, w których może wystąpić oblo-dzenie urządzenia (scenariusz nr 4). Urząoblo-dzenie poddano działaniu niskiej temperatury, następnie na urządzenie przy pomocy spryskiwacza została naniesiona warstwa wody oraz ponownie narażono urządzenie na niską temperaturę. Wygląd zewnętrzny urządzenie po przeprowadzonej próbie obrazuje rys. 8.
Rys. 8. Widok PSSR po przeprowadzonej próbie według scenariusza nr 4
W celu określenia czy system wykazuje wrażliwość, na któryś z badanych czynników środowiskowych oraz potwierdzenia, że PSSR działa skutecznie w zakładanych warunkach
opracowano stanowisko badawcze do wyznaczania prędkości wystrzeliwania spadochronu wraz z rejestracją parametrów ruchu (rys. 9) [4].
Rys. 9. Stanowisko badawcze do wyznaczania prędkości wystrzeliwania spadochronu
Każdorazowo po wykonaniu narażenia środowiskowego PSSR był badany na wcze-śniej przygotowanym stanowisku. Cała próba była nagrywana, a następnie w programie służącym do poklatkowej analizy obrazu wyznaczany był czas, w jakim spadochron pokonał drogę 5 m. Na tej podstawie, wyznaczono średnią prędkość spadochronu dla każdego ze strzałów z zależności (1):
(1) 𝑉 =𝑠
𝑡 gdzie:
s – droga spadochronu po wystrzeleniu – przyjęto 5 m, t – czas, jakiego potrzebował spadochron na pokonanie 5 m.
Z uzyskanych wyników oraz na podstawie zależności (2) określono energię kine-tyczną spadochronu.
Wyniki obliczeń energii kinetycznej spadochronu dla różnych narażeń temperaturo-wych zestawiono w tabeli 2.
Tabela 2 Wyniki obliczeń energii kinetycznej spadochronu w zależności od temperatury
Lp. Temperatura [oC] Masa gazu [g] Czas [s] Prędkość [m/s] Energia kinetyczna [J] 1 -40 1,99 0,31 16,13 27,52671602 2 -30 2,00 0,3 16,66 29,36538248 3 -20 2,06 0,3 16,66 29,36538248 4 -10 2,15 0,3 16,66 29,36538248 5 0 2,06 0,26 19,23 39,12408882 6 20 2,04 0,245 20,4 44,029728 7 40 2,01 0,235 21,77 50,14210082 8 50 2,03 0,2 25 66,125
Badania środowiskowe wykazały, że PSSR jest wrażliwy na temperaturę, co zobrazo-wano na rys.10. Jednocześnie należy uznać, że w całym badanym zakresie temperaturowym energia kinetyczna jest wystarczającą do skutecznego zadziałania urządzenia.
Rys. 10. Wykres zależności energii kinetycznej od temperatury
Ponadto przeanalizowano wyniki strzelań w pozostałych przypadkach narażeń to jest przy obniżonym ciśnieniu i podwyższonej wilgotności. Zespół badawczy nie odnotował w badanym zakresie wrażliwości systemu na działanie zarówno obniżonego ciśnienia, jak
Ek= 0,0042T2+ 0,3432T+ 35,037 R² = 0,9494 0 10 20 30 40 50 60 70 80 -50 -30 -10 10 30 50 70 Ek [J] T[oC]
Energia kinetyczna w funkcji temperatury
5. Podsumowanie
Badania w symulowanych warunkach laboratoryjnych wykazały, że PSSR działa po-prawnie w zakresie temperatur od -40°C do +50°C, wilgotności względnej 98% oraz przy obniżonym ciśnieniu do 467 hPa. Odnotowano niewielką wrażliwość systemu na zmiany temperaturowe, jednak w całym badanym zakresie system zadziałał prawidłowo i skutecz-nie. W czasie badań stwierdzono, że możliwe jest zastosowanie w zakładanych warunkach środowiskowych Pneumatycznego Spadochronowego Systemu Ratunkowego na BSP pionowego startu i lądowania.
6. Literatura
1. Biała Księga Rynku Bezzałogowych Statków Powietrznych, Ministerstwo Infrastruktury, Warszawa, luty 2019.
2. Grymek S.: Modele strumienia powietrza w pneumatyce. Politechnika Gdańska, Gdańsk 2012.
3. Jastrzębski G.: Description of the pneumatic work cycle of the starting unit of the UAV launcher. Journalof KONES, tom 4, nr 24, 2017.
4. Jastrzębski G.: Impact of opening time of the take-off pneumatic luncher main valve on take-off pressure losses. Journal of KONES, tom 23, nr 4, 2016.
5. Nawrat A.: Modelowanie i sterowanie bezzałogowych obiektów latających. Wydawnictwo Politechniki Śląskiej, 2009.
6. Szczepaniak P., Jóźko M., Włodarczyk J.: Koncepcja pneumatycznego spado-chronowego systemu ratunkowego dla BSP pionowego startu i lądowania. Journal of KONBiN, vol. 49, iss. 2, 2019, DOI 10.2478/jok-2019-0026.
7. Szejnach W.: Napędy i sterowanie pneumatyczne. Wydawnictwo Naukowo- -Techniczne, 1997.
8. Tomaszek H., Żurek J., Jasztal M.: Prognozowanie uszkodzeń zagrażających bezpieczeństwu lotów statków powietrznych. Wydawnictwo Naukowe Instytutu Technologii Eksploatacji – PIB, 2008.
